随着航空事业和科学技术的发展,无人直升机由于续航能力长、机动性能高等显著优势,越来越受到人们的关注。旋翼是直升机的重要组成部分,直升机的整体性能受到旋翼气动性能的影响,而复杂的高原环境会对旋翼的性能产生影响,但是相关的研究中很少涉及大尺寸旋翼的悬停性能研究。由于旋翼试验台是旋翼研制过程中重要的研究途径和专用验证平台。因此,本文在对现有试验台进行优化的基础上,开展高原悬停性能试验研究。本文基于叶素理论得到旋翼的升力、扭矩和功率的表达式,再利用三维建模和数值模拟的方法,得出悬停状态下升力、功率在不同海拔下随转速的变化情况。针对目前已有的旋翼试验台进行硬件、测控的优化。最后开展单因素试验和正交试验,探究相关参数对旋翼性能和旋翼试验台性能的影响。依托于云南省院士专家工作站“赵春江院士工作站”和“陈立平专家工作站”,具体研究内容和结论如下:（1）采用叶素理论进行理论分析。主要运用数值积分的方法,得到旋翼升力、扭矩和功率的表达式。采用计算流体力学CFD方法对数值求解方法进行理论层面的分析,明确旋翼流场数值模拟采用的理论方法、相关步骤及数学模型,为后期的数值模拟计算和试验开展起理论支持的作用。（2）研究不同海拔下旋翼性能的变化情况。通过对翼型为NACA 8-H-12的旋翼进行建模,运用CFD方法对该旋翼的气动特性进行数值模拟,设置不同海拔的温度、大气压强和大气密度等参数模拟不同海拔,得出悬停状态时不同海拔下旋翼的流场情况、升力及功率随转速的变化情况。结果表明随着海拔高度的增加,升力逐渐减少,其中海拔2km处较海平面减少约20.22%。对比分析海平面与海拔2km处的旋翼压力场、旋翼速度矢量以及下洗流的分布情况,得出海平面的压力场数值大于海拔2km,海平面下洗流的范围也较大。（3）改进现有旋翼试验台的硬件和测量系统,在选择精度更高的升力传感器的基础上,采用新一套升力测量方案,从而提高测量精度。对拉压力传感器、扭矩传感器进行标定,构建基于LabVIEW的测量系统,通过上位机监测升力、扭矩、转速的变化情况。同时添加转速报警、报表打印、数据保存以及数据回放等辅助功能。（4）改进现有试验台的控制系统。添加无线遥控功能,无线发射器发送指令,通过Arduino控制板去调整PWM的占空比改变舵角大小,从而调节发动机转动速度。发动机的输出通过减速器、皮带、传动轴、带轮将动力传递到旋翼轴,从而实现对旋翼轴转速的控制。发射器的启停指令通过控制板控制继电器动作以此实现发动机启停,与此同时增设本地启动、停止开关,保证实验人员的安全。（5）利用旋翼试验台进行旋翼性能的单因素试验,确定正交试验中桨叶角和旋翼转速的取值范围。结合单因素试验结果和数值模拟结果,升力呈现的变化趋势一致,两者之间误差较小。在单因素试验的基础上,按照正交试验设计的方法,以升力作为指标开展旋翼性能试验,以扭矩和功率作为指标开展旋翼试验台性能试验。对试验结果进行响应面分析,获得升力、扭矩以及功率的二次回归方程。其中升力的影响程度依次为旋翼转速、桨叶角,对扭矩和功率的影响程度依次为桨叶角、旋翼转速。最后优化出最优的组合:旋翼转速在1116rpm,桨叶角在10.44°时升力取得最大值为356.28N,此时扭矩为227.35 N·m,功率为26.54kW,旋翼试验台效率为85.92%。对比该试验台在东北农业大学开展的试验,可得在昆明试验出的升力下降约22.38%,与数值模拟中2km海拔较海平面升力下降20.22%基本吻合。